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        基于天線驅動組件的多體衛(wèi)星MIMO控制及穩(wěn)定裕度應用研究*

        2014-04-17 07:29:56李信棟茍興宇
        空間控制技術與應用 2014年2期
        關鍵詞:裕度指向增益

        李信棟,茍興宇

        (1.北京控制工程研究所,北京 100190;2.空間智能控制技術重點實驗室,北京 100190)

        O 引言

        多體衛(wèi)星對星本體進行姿態(tài)控制的同時還要對各附件進行指向控制,兩種控制回路之間必然存在運動學和動力學耦合,對于這種典型的多輸入多輸出(MIMO,multi-input multi-output)控制系統(tǒng)的穩(wěn)定裕度分析不像單輸入單輸出(SISO,single-input sin-gle-output)線性定常系統(tǒng)那樣簡單.SISO線性定常系統(tǒng)的穩(wěn)定裕度有明確的定義,而MIMO線性定常系統(tǒng)的穩(wěn)定裕度分析方法仍在發(fā)展中.針對MIMO線性系統(tǒng)的穩(wěn)定裕度,文獻[1]提出多變量穩(wěn)定裕度概念km(ω),并基于映射理論通過迭代算法得到最終穩(wěn)定裕度結果,但此法計算量大且結果保守;類似的,文獻[2]提出的結構奇異值μ分析法也能得到較保守的穩(wěn)定裕度估計結果,并且兩定義間存在關系基于頻域中的Nyquist理論,文獻[3]提出了臨界方向理論(critical direction theory),并給出臨界方向和臨界擾動半徑的概念,通過開環(huán)系統(tǒng)的特征函數得到整個系統(tǒng)Nyquist魯棒穩(wěn)定裕度;為了減小計算量,文獻[4]根據奇異值理論,通過計算系統(tǒng)回差陣的奇異值來求取系統(tǒng)的穩(wěn)定裕度;此外,文獻[5]在文獻[4]的基礎上進行改進,提出一種基于逆回差陣奇異值的計算方法,將其與回差陣奇異值法相結合有利于減小穩(wěn)定裕度計算結果的保守性.

        為使多體衛(wèi)星系統(tǒng)的控制策略和穩(wěn)定裕度的計算結果更具有工程參考價值,本文采用工程中的天線驅動組件(GDA)為天線指向提供驅動力矩;在天線小角度機動條件下,針對兩輸入兩輸出的多體衛(wèi)星線性控制系統(tǒng),采用多變量頻域理論中的序列回差設計技術,設計衛(wèi)星本體俯仰姿態(tài)和天線指向控制的MIMO控制器,并利用Nyquist穩(wěn)定判據證明整個閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定性;在此基礎上分別利用回差陣奇異值法和逆回差陣奇異值法計算MIMO控制系統(tǒng)的穩(wěn)定裕度,將兩者所得結果進行比較并結合起來使用,達到減小穩(wěn)定裕度計算結果保守性的目的.

        1 系統(tǒng)動力學建模

        將附件天線的慣性特征與衛(wèi)星中心剛體結合在一起,可以得到多體衛(wèi)星系統(tǒng)的兩剛體動力學構型,如圖1所示.定義φ、θ、ψ分別為航天器的滾動、俯仰、偏航姿態(tài)角,圖中定義了衛(wèi)星本體固連坐標系XYZ的方位,并將天線在標稱零位鎖定時的天線固連坐標系方位定義為經衛(wèi)星本體固連坐標系 +X 軸旋轉180°得到[6-7].

        定義天線繞X軸、Y軸的轉動角分別為α、β,運用Newton-Eular法,以1x-2y轉序為例,利用各坐標系之間的關系導出標量動力學方程.在平臺姿態(tài)可以線性化、平臺與附件機動角速度均不大的前提下,進一步將控制對象簡化為俯仰平面問題,相應標量格式的動力學方程[6-7]為

        圖1 平臺+天線的兩剛體構型Fig.1 Two-rigid-body system with platform and appendages

        式中,Ia,yy和 Ib,yy分別為航天器平臺與天線繞各自俯仰軸的轉動慣量,xra,cc,cs為系統(tǒng)幾何參數所決定的常系數,ma為天線質量,Mcy為繞航天器y軸的俯仰姿態(tài)控制力矩,Mβ為β轉角控制力矩.

        若考慮GDA作為天線驅動執(zhí)行機構,可得天線驅動力矩 Mβ[7]為

        其中,k為等效彈簧剛度,Dp為等效彈簧阻尼系數,βf為天線指令輸入轉角,則系統(tǒng)模型(1)可變?yōu)?/p>

        假設天線指向角在俯仰平面內小角度機動,即在β=0°附近考慮問題,則動力學方程進一步變?yōu)?/p>

        選擇輸入u= [ Mcyβf]T,輸出 y=[θ β]T,對式

        (3)進行拉氏變換可得對象傳遞函數矩陣為

        其中

        2 序列回差控制器設計及穩(wěn)定性分析

        序列回差設計法是英國學者Mayne首先提出的[8].這種方法的基本思想是將多變量反饋控制系統(tǒng)化為單回路,通過順序的閉合每一個回路設計相應控制器,并判斷穩(wěn)定性,直至閉合最后一個回路,最終得到整個系統(tǒng)控制器.

        序列回差法設計的控制器可寫成如下形式:

        式中:Ka是常數置換矩陣,滿足是一系列初等列運算矩陣的乘積,即

        這里每一個Kbi(s)代表一次列運算;Kc(s)是非奇異對角陣

        要求每個對角元素kci(s)的所有零點、極點均在s平面的左半開平面內,kci(s)即為閉合第i個回路時所要設計的反饋控制器.

        定理1[8].設對象傳遞函數矩陣G(s)是非奇異的有理傳遞函數矩陣不恒為零且G(s)是穩(wěn)定的,那么一定存在一個置換矩陣Ka和補償矩陣Kb(s),使Q0(s)=G(s)KaKb(s)是非奇異的對角優(yōu)勢陣,且對角元素所有極點和零點均在左半開平面內.

        這個定理說明閉合第i個回路并不影響其他前i-1個回路,這表明逐次選擇 Kb(s)=Kb1(s)…Kbm(s)的各因子,可使Qi-1(s)的第i個對角元素的極點和零點均在左半開平面內,更有利于第i個回路的反饋控制器kci(s).

        定理2[8].如果控制對象G(s)是穩(wěn)定的,則選擇每一個kci(s)和Kbi(s),使它們的零、極點都在s平面的左半開平面內.逐次閉合每一個回路所得子系統(tǒng)νi,做對應于每一個子系統(tǒng)的標量回差ti(s)的奈氏軌跡,若它不包圍或不通過s平面的坐標原點,則子系統(tǒng)νi是穩(wěn)定的,整個系統(tǒng)也是閉環(huán)穩(wěn)定的.

        對本文的對象進行設計,根據定理1,第一步選擇常數陣Ka,一般令Ka=I2,I2為2×2維單位陣.進一步設計控制器Kb(s),這里控制器Kb(s)的目的是使系統(tǒng)未閉合的部分成為對角優(yōu)勢,可選擇

        計算Q0(s)=G(s)KaKb1(s),得

        判斷其有沒有零、極點在右半平面內,作它的Nyquist圖,如圖2所示.從圖中可看出Nyquist圖不包圍且不通過s平面的坐標原點,因此閉合第一個回路后得到子系統(tǒng)ν1是穩(wěn)定的.其閉環(huán)傳遞函數矩陣為

        現在設計第二個回路.由Kb2(s)的結構形式所決定,只能選擇Kb2(s)=I2,則有Q1(s)=G1(s),選擇控制器 kc2(s),計算此時回路的標量回差t2(s):

        同樣對t2(s)作Nyquist曲線如圖3所示,判斷其是否不包圍且不通過s平面的坐標原點,由圖3可看出t2(s)對應的系統(tǒng)是穩(wěn)定的.

        根據定理2,標量回差t1(s)和t2(s)的Nyquist圖都不包圍且不通過s平面的坐標原點,因此,最后可證得整個閉環(huán)系統(tǒng)是穩(wěn)定的.

        圖3 t2(s)的Nyquist圖Fig.3 Nyquist diagram of t2(s)

        到此為止,各控制器設計已經完成,根據式(5)和(6)可知它們分別為

        由式(4)和(9)可得總控制器為

        3 穩(wěn)定裕度分析

        針對本文的多體衛(wèi)星MIMO控制系統(tǒng),分別利用回差陣奇異值法[4]和逆回差陣奇異值法[5]計算MIMO控制系統(tǒng)的穩(wěn)定裕度,兩者相結合來減小穩(wěn)定裕度計算結果的保守性.對一般反饋控制系統(tǒng)如圖4所示,其中G(s)∈Cn×n為系統(tǒng)標稱模型.與文獻[5]中所示不同,這里在輸出端引入不確定性量測陣,令 s=jω ,有

        下面分析系統(tǒng)保持穩(wěn)定所容許各回路增益或相角變化的最大值,具體通過不確定量測陣P(s)中的參數ki和φi來獲取系統(tǒng)穩(wěn)定裕度.

        圖4 一般反饋系統(tǒng)模型Fig.4 Feedback control system

        3.1 回差陣奇異值法

        若考慮增益和相位在每個通道同時變化的情況,由方程(12),可得系統(tǒng)穩(wěn)定的充分條件為

        本文中的系統(tǒng)模型是簡化后的兩輸入兩輸出線性模型,設計控制器完畢后引入量測陣P(s)如圖5所示,計算其回差陣[I+G(s)K(s)],然后通過Matlab仿真工具可求得回差陣在整個頻帶范圍內最小奇異值為min(I+GK)=0.6197 ,根據式(14)可得相應的穩(wěn)定裕度為:當所有通道的幅值不變時,允許所有通道的相位裕度是36.1°;當所有通道的相位不變時,允許所有通道的幅值裕度是8.4 dB.

        圖5 引入量測陣后控制系統(tǒng)框圖Fig.5 Feedback control system with measurement matrix

        3.2 逆回差陣奇異值法

        假設標稱系統(tǒng)是可逆的,即[G(s)K(s)]-1存在,若標稱系統(tǒng)閉環(huán)穩(wěn)定,則有[I+(GK)-1]>0,在輸出端引入不確定量測陣P(s)后系統(tǒng)仍保持穩(wěn)定的條件[I+(PGK)-1]>0,利用矩陣分離特性:

        根據P(s)的定義,可知P-1(s)存在,而I+(GK)-1亦是非奇異的,因此(P - I)[I+(GK)-1]-1+I必須非奇異,可知其為非奇異的一個充分條件是:

        聯系式(15),令不等式(16)右邊項小于1,得到系統(tǒng)穩(wěn)定的充分條件為

        若考慮增益和相位在每個通道同時變化的情況,根據P(s)的定義式,可得系統(tǒng)穩(wěn)定的充分條件為

        針對本文中的線性化模型,計算其逆回差陣I+[G(s)K(s)]-1,通過仿真工具可求得逆回差陣最小奇異值為min[I+(GK)-1]=0.7594,根據式(19)可得相應的穩(wěn)定裕度為:當所有通道的幅值不變時,允許所有通道的相位裕度是44.63°;當所有通道的相位不變時,允許所有通道的幅值裕度是4.9 dB.

        雖然兩種方法都計算得到系統(tǒng)穩(wěn)定裕度,但是分析兩者的結果可看出,逆回差陣奇異值法所得的相位裕度結果有所改善,但是增益裕度結果相對減小,兩種方法都具有較大保守性;因此,將兩種方法的穩(wěn)定裕度結論綜合起來考慮,分別比較兩種方法所得增益裕度和相位裕度的大小,則它們之間的較大者可作為本文控制系統(tǒng)的最終穩(wěn)定裕度,即系統(tǒng)仍能保持穩(wěn)定所允許的所有回路中增益可同時增大8.4 dB,相位角可同時滯后 44.63°.

        4 數值仿真

        針對衛(wèi)星本體俯仰軸姿態(tài)運動和天線指向角運動同時跟蹤情況下的MIMO控制系統(tǒng)進行仿真分析,繪制仿真圖,以驗證上文所設計的控制器的有效性.在本文中,對象模型參數取 Ia,yy=0.438 kg·m2,Ib,yy=3453 kg·m2,ma=8 kg,cc= -1.94 m,cs= -0.22 m,xra= -0.0056 m,Dp=0.95 N·m·s/rad,k=175 N·m/rad,則線性動力學方程為

        文中所設計控制器為

        采用如式(20)所示的控制器對式(2)所示原始非線性模型進行仿真,并且令各狀態(tài)量的初始值為θ0=β0=0°.設計衛(wèi)星本體俯仰軸姿態(tài)期望跟蹤軌跡和衛(wèi)星天線指向角期望跟蹤軌跡分別為

        得到仿真結果如圖6所示.

        通過仿真結果可以看出,俯仰姿態(tài)和天線指向角能較快地跟蹤期望軌跡,兩者跟蹤誤差最終都趨于較小值;同時能保證一定的姿態(tài)控制精度和天線指向精度,因此所設計控制方法使系統(tǒng)具有較好的跟蹤效果,控制器滿足設計要求.

        圖6 星本體俯仰姿態(tài)和天線指向角的跟蹤誤差曲線Fig.6 Tracking errors of satellite pitch attitude and antenna pointing angle

        下面對第3節(jié)中所求穩(wěn)定裕度結果進行仿真驗證.根據計算結果已知系統(tǒng)各回路增益可同時增大8.4 dB,即增大至2.63倍.采用上文設計的控制器對式(2)所示非線性模型進行仿真,可得系統(tǒng)的跟蹤誤差曲線圖如圖7所示.從圖中可以看出,天線指向角誤差曲線已有發(fā)散趨勢,說明系統(tǒng)已經不穩(wěn)定.

        分析出現這種情況的原因認為:系統(tǒng)的穩(wěn)定裕度是對線性化后的線性MIMO系統(tǒng)分析得到的,而圖7所示仿真是針對式(2)所示原始非線性模型進行的,因此,穩(wěn)定裕度的結果不可避免的有所偏差.下面適當減小回路增益所增大的倍數,令所有回路增益同時增大至2.56倍,繼續(xù)進行仿真,并得到仿真結果如圖8所示.

        圖7 系統(tǒng)增益增大至2.63倍時的跟蹤誤差曲線Fig.7 Tracking errors with the gain increasing to 2.63 times

        圖8 系統(tǒng)增益增大至2.56倍時的跟蹤誤差曲線Fig.8 Tracking errors with the gain increasing to 2.56 times

        從圖8中可以看出,系統(tǒng)誤差沒有明顯發(fā)散趨勢,系統(tǒng)是穩(wěn)定的.分析上述驗證結果可知,針對線性化后的線性MIMO系統(tǒng)分析得到的穩(wěn)定裕度比實際非線性系統(tǒng)結果偏大,因此不能直接應用到非線性系統(tǒng);此外,應該看到所求得的穩(wěn)定裕度結果具有較小的保守性,說明文中的計算方法是可取的.更重要的是通過上述分析,給實際工程中穩(wěn)定裕度的使用提供了可靠的保證.

        5 結論

        本文采用工程中的GDA為天線指向提供驅動力矩,在天線小角度機動條件下,針對兩輸入兩輸出的多體衛(wèi)星線性控制系統(tǒng),利用多變量頻域理論中的序列回差設計技術,設計衛(wèi)星本體俯仰姿態(tài)和天線指向控制器.另外重要的一點是,文中分析了整個控制系統(tǒng)的穩(wěn)定裕度,分別利用計算量較小的回差陣奇異值法和逆回差陣奇異值法計算MIMO控制系統(tǒng)的穩(wěn)定裕度,并把兩者所求結果進行比較,得到系統(tǒng)穩(wěn)定裕度保守性較小的最終結果.在此基礎上,對所求穩(wěn)定裕度結果進行了仿真驗證,并得出一個重要結論:針對線性化后的線性MIMO系統(tǒng)分析得到的穩(wěn)定裕度比實際非線性系統(tǒng)結果要偏大,這使得文中的穩(wěn)定裕度分析更具有工程參考價值.

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